DE102017118335A1 - Hover-capable aircraft - Google Patents
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Abstract
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (100), welches eine Antriebseinheit (10) und eine Rumpfeinheit (20) aufweist. Die Antriebseinheit (10) weist einen ersten Rotor (11) zum Bereitstellen einer Vortriebskraft auf das Luftfahrzeug (100) auf. Die Rumpfeinheit (20) erstreckt sich entlang einer Rotationsachse (30) des ersten Rotors (11) und weist bezüglich der Rotationsachse (30) des ersten Rotors (11) eine rotationssymmetrische Form auf. Die Rumpfeinheit (20) weist an einem ersten Ende (21) eine Aufhängung (40) auf, über welche die Rumpfeinheit (20) mit dem ersten Rotor (11) derart gekoppelt ist, dass die Rumpfeinheit (20) zum ersten Rotor (11) entlang der Rotationsachse (30) beabstandet ist. Im Bereich eines zweiten Endes (22) der Rumpfeinheit (20) ist eine Erfassungseinheit (50) zum Erfassen einer Umgebungsinformation vorgesehen. Die Antriebseinheit (10) ist dazu ausgeführt, das Luftfahrzeug (100) in einem Schwebeflugzustand zu halten, so dass eine relative Position des Luftfahrzeugs (100) bezüglich eines Referenzpunktes (61) auf der Erdoberfläche (60) unverändert bleibt.The invention relates to an aircraft (100) which has a drive unit (10) and a fuselage unit (20). The drive unit (10) has a first rotor (11) for providing a propulsion force to the aircraft (100). The fuselage unit (20) extends along an axis of rotation (30) of the first rotor (11) and has a rotationally symmetrical shape with respect to the axis of rotation (30) of the first rotor (11). The fuselage unit (20) has a suspension (40) at a first end (21), via which the fuselage unit (20) is coupled to the first rotor (11) in such a way that the fuselage unit (20) is connected to the first rotor (11). spaced along the axis of rotation (30). In the region of a second end (22) of the fuselage unit (20), a detection unit (50) is provided for detecting environmental information. The drive unit (10) is configured to maintain the aircraft (100) in a hover state so that a relative position of the aircraft (100) with respect to a reference point (61) on the earth's surface (60) remains unchanged.
Description
Gebiet der ErfindungField of the invention
Die vorliegende Erfindung betrifft senkrechtstartfähige Luftfahrzeuge. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Luftfahrzeug mit Schwebeflugeigenschaften.The present invention relates to vertically launchable aircraft. In particular, the invention relates to an aircraft with hovering properties.
Hintergrund der ErfindungBackground of the invention
Es existieren bereits eine Vielzahl von verschiedenen Flugkonfigurationen, mit denen ein Schwebeflug möglich ist. Beispielsweise können sich Hubschrauber in einem Schwebeflug bewegen. Dabei kommt es jedoch häufig vor, dass der Hubschrauber selbst bei annäherndem Stillstand in der Luft eine langsame Relativbewegung gegenüber der Erdoberfläche ausführt. Um diese Relativbewegung zu unterbinden, müssen steuerungsgebundene Gegenbewegungen ausgeführt werden. Dadurch wird zusätzliche Energie verbraucht, was sich insbesondere auf die Langzeitflugeigenschaften auswirkt. Dieser nachteilige Effekt tritt nicht nur bei Hubschraubern auf, sondern auch bei anderen bemannten und unbemannten Luftfahrzeugen mit Schwebeflugeigenschaften.There are already a variety of different flight configurations, with which a hovering is possible. For example, helicopters can move in a hover. However, it often happens that the helicopter performs a slow relative movement relative to the earth's surface even at approximate standstill in the air. In order to prevent this relative movement, control-related countermovements must be carried out. As a result, additional energy is consumed, which in particular affects the long-term flight characteristics. This adverse effect occurs not only with helicopters, but also with other manned and unmanned aerial vehicles with hovering properties.
Zusammenfassung der ErfindungSummary of the invention
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die Flugeigenschaften von schwebeflugfähigen Luftfahrzeugen zu verbessern.It is an object of the present invention to improve the flight characteristics of hoverworthy aircraft.
Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des unabhängigen Anspruchs gelöst. Beispielhafte Ausführungsformen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen und der nachfolgenden Beschreibung.This object is solved by the subject matter of the independent claim. Exemplary embodiments will become apparent from the dependent claims and the description below.
Gemäß einem Aspekt der Erfindung ist ein schwebeflugfähiges Luftfahrzeug angegeben, welches eine Antriebseinheit und eine Rumpfeinheit aufweist. Die Antriebseinheit weist einen ersten Rotor zum Bereitstellen einer Vortriebskraft auf das Luftfahrzeug auf. Die Rumpfeinheit erstreckt sich zum Beispiel entlang einer Rotationsachse des ersten Rotors und weist bezüglich der Rotationsachse des ersten Rotors eine rotationssymmetrische Form auf. Dies ist insbesondere dann der Fall, wenn der erste Rotor nicht gegenüber einer Längsachse der Rumfeinheit verkippt ist, beispielsweise in einer Ausgangskonfiguration. Jedenfalls kann sich die Rumpfeinheit entlang der Längsachse der Rumpfeinheit erstrecken, wobei die Rumpfeinheit bezüglich ihrer Längsachse eine rotationssymmetrische Form aufweist. Die Rumpfeinheit weist an einem ersten Ende eine Aufhängung auf, über welche die Rumpfeinheit mit dem ersten Rotor derart gekoppelt ist, dass die Rumpfeinheit zum ersten Rotor entlang der Rotationsachse beabstandet ist, das heißt ein räumlicher Abstand zwischen der Rumpfeinheit und dem ersten Rotor vorgesehen ist. Im Bereich eines zweiten Endes der Rumpfeinheit ist eine Erfassungseinheit zum Erfassen einer Umgebungsinformation vorgesehen. Die Antriebseinheit ist dazu ausgeführt, das Luftfahrzeug in einem Schwebeflugzustand zu halten, so dass eine relative Position des Luftfahrzeugs bezüglich eines Referenzpunktes auf der Erdoberfläche quasi unverändert bleibt.According to one aspect of the invention, there is provided a hoverworthy aircraft having a drive unit and a fuselage unit. The drive unit has a first rotor for providing propulsive force to the aircraft. The trunk unit extends, for example, along an axis of rotation of the first rotor and has a rotationally symmetrical shape with respect to the axis of rotation of the first rotor. This is the case in particular when the first rotor is not tilted with respect to a longitudinal axis of the Rumf unit, for example in an initial configuration. In any case, the fuselage unit can extend along the longitudinal axis of the fuselage unit, wherein the fuselage unit has a rotationally symmetrical shape with respect to its longitudinal axis. The fuselage unit has a suspension at a first end, via which the fuselage unit is coupled to the first rotor in such a way that the fuselage unit is spaced from the first rotor along the axis of rotation, that is, a spatial distance between the fuselage unit and the first rotor is provided. In the area of a second end of the fuselage unit, a detection unit is provided for detecting environmental information. The drive unit is designed to keep the aircraft in a hover state, so that a relative position of the aircraft with respect to a reference point on the earth's surface remains virtually unchanged.
Mit einem solchen Luftfahrzeug ist es möglich, über einen längeren Zeitraum stabil in einem Schwebeflugzustand zu verweilen, bei welchem unter Idealbedingungen, das heißt bei Windstille, keine Relativbewegung des Luftfahrzeugs gegenüber der Erdoberfläche auftritt. Aufgrund der Symmetrieeigenschaften des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs sind keine Gegenbewegungen, beispielsweise durch entsprechende aerodynamische oder antriebsgebundene Gegensteuerungen, erforderlich, damit das Luftfahrzeug an Ort und Stelle in der Luft verbleibt. Es ist insbesondere möglich, dass das Luftfahrzeug über zumindest 12 Stunden, vorzugsweise über zumindest 24 in dem Schwebeflugzustand verweilen kann, bei dem das Luftfahrzeug seine relative Position bezüglich des Referenzpunktes auf der Erdoberfläche nicht verändert. Der Referenzpunkt ist dabei beispielsweise ein Punkt in einem erdfesten Koordinatensystem. Der Schwebeflugzustand kann dabei als ein Flugzustand verstanden werden, bei dem die relative Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs gegenüber der Erdoberfläche so gering ist, dass der Auftrieb zur Überwindung der Gewichtskraft des Luftfahrzeugs lediglich durch die Antriebseinheit bereitgestellt wird. Das Luftfahrzeug kann dazu ausgeführt sein, zumindest 80 kg an Nutzlast zu befördern. Das Luftfahrzeug kann ferner dazu ausgeführt sein, diese Nutzlast über eine Reichweite von 1550 km zu befördern.With such an aircraft, it is possible to dwell stable over a longer period in a hovering, in which under ideal conditions, that is, no wind, no relative movement of the aircraft relative to the earth's surface occurs. Due to the symmetry properties of the aircraft according to the invention, no countermovements, for example by means of corresponding aerodynamic or drive-related countermeasures, are required so that the aircraft remains in place in the air. In particular, it is possible for the aircraft to remain in the hovering state for at least 12 hours, preferably at least 24, during which the aircraft does not change its relative position with respect to the reference point on the earth's surface. The reference point is, for example, a point in an earth-fixed coordinate system. The hover state can be understood as a flight state in which the relative speed of the aircraft relative to the earth's surface is so low that the lift to overcome the weight of the aircraft is provided only by the drive unit. The aircraft may be designed to carry at least 80 kg of payload. The aircraft may also be configured to carry this payload over a range of 1550 km.
Das Luftfahrzeug ist ein senkrechtstart- und landefähiges (VTOL) Luftfahrzeug. Ferner ist das Luftfahrzeug im Schwebeflugzustand sehr leise und hat einen geringeren Schadstoffausstoß als beispielsweise Hubschrauber, da aufgrund der symmetrischen Konfiguration des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs keine den Schwebeflugzustand korrigierenden Steuerbewegungen erforderlich sind.The aircraft is a vertical take-off and landing (VTOL) aircraft. Furthermore, the aircraft in hovering is very quiet and has a lower pollutant emissions than, for example, helicopters, since due to the symmetrical configuration of the aircraft according to the invention, no hover flight-correcting control movements are required.
Das Luftfahrzeug kann ein unbemanntes Luftfahrzeug oder ein bemanntes Luftfahrzeug sein. Ferner kann das Luftfahrzeug ein autonom fliegendes Luftfahrzeug sein oder ferngesteuert werden. Das Luftfahrzeug kann insbesondere eine Steuerungseinheit aufweisen, mittels welcher die Antriebseinheit angesteuert werden kann. Ferner kann durch die Steuerungseinheit ein Landegestell angesteuert werden, wie es im weiteren Verlauf noch genauer beschrieben wird. Die Fernsteuerung des Luftfahrzeugs kann mittels Radiofrequenzwellen erfolgen.The aircraft may be an unmanned aerial vehicle or a manned aircraft. Further, the aircraft may be an autonomously flying aircraft or remotely controlled. The aircraft may in particular have a control unit, by means of which the drive unit can be controlled. Furthermore, a landing gear can be controlled by the control unit, as will be described in more detail below. The remote control of the aircraft can be done by means of radio frequency waves.
Für den Fall, dass das Luftfahrzeug autonom gesteuert ist, kann beispielsweise vor dem Start ein Steuerungsprogramm durch die Steuerungseinheit eingelesen werden, so dass das Luftfahrzeug anschließend auf der Grundlage des eingelesenen Programms durch die Steuerungseinheit gesteuert wird. Das eingelesene Programm kann Daten über eine abzufliegende Flugroute aufweisen. Eine Ortung des Luftfahrzeugs kann dabei über GPS-Daten erfolgen. For example, in the case where the aircraft is autonomously controlled, a control program may be read in by the control unit before start, so that the aircraft is subsequently controlled by the control unit on the basis of the read program. The read-in program can have data about a flight route to be downloaded. A location of the aircraft can be done via GPS data.
Dadurch, dass das Luftfahrzeug sowohl ferngesteuert als auch autonom fliegen kann, kann das Luftfahrzeug auch als ein semi-autonom gesteuertes Luftfahrzeug betrieben werden. Somit kann das Luftfahrzeug mittels der GPS-Daten und der vorgegebenen Flugroute seine Mission autonom durchführen, ohne weitere Eingaben durch eine Bodenstation während der Mission zu erhalten. Um die Mission autonom durchführen zu können, ist dann lediglich noch eine Datenverbindung zwischen der Erfassungseinrichtung und der Steuerungseinheit des Luftfahrzeugs erforderlich.The fact that the aircraft can fly both remotely and autonomously, the aircraft can also be operated as a semi-autonomously controlled aircraft. Thus, the aircraft can carry out its mission autonomously by means of the GPS data and the predetermined flight route, without receiving further inputs from a ground station during the mission. In order to perform the mission autonomously, then only a data connection between the detection device and the control unit of the aircraft is required.
Die Antriebseinheit des Luftfahrzeugs weist beispielsweise einen Verbrennungsmotor oder einen Elektromotor auf. Im Falle eines Verbrennungsmotors wird dieser beispielsweise mit Diesel betrieben. Vorzugsweise weist die Antriebseinheit einen Kolbenmotor auf. Der Kolbenmotor weist zum Beispiel vier Kolben auf und kann dazu ausgeführt sein, den ersten Rotor des Luftfahrzeugs anzutreiben. Der spezifische Treibstoffverbrauch des Motors beträgt zum Beispiel maximal 250 g/kWh, vorzugsweise 212 g/kWh. Der Motor weist beispielsweise ein Gewicht von maximal 84 kg auf und weist einen 10kW-Startergenerator auf, der als Energiequelle für die Nutzlast bzw. die Erfassungseinheit verwendet werden kann. Der Schwerpunkt des Motors kann auf der Rotationsachse des ersten Rotors liegen. Der Gesamtdurchmesser des Motors kann kleiner als 650 mm, vorzugsweise 648 mm sein. Der Hubraum des Kolbenmotors kann etwa 2,66 l betragen.The drive unit of the aircraft has, for example, an internal combustion engine or an electric motor. In the case of an internal combustion engine this is operated for example with diesel. Preferably, the drive unit has a piston engine. For example, the piston engine has four pistons and may be configured to drive the first rotor of the aircraft. The specific fuel consumption of the engine is, for example, at most 250 g / kWh, preferably 212 g / kWh. The engine has, for example, a maximum weight of 84 kg and has a 10kW starter generator which can be used as an energy source for the payload or the detection unit. The center of gravity of the motor may lie on the axis of rotation of the first rotor. The total diameter of the motor may be less than 650 mm, preferably 648 mm. The displacement of the piston engine may be about 2.66 liters.
Der Motor der Antriebseinheit kann in derjenigen Hälfte der Rumpfeinheit angeordnet sein, die im Bereich des ersten Endes der Rumpfeinheit liegt. Damit befindet sich der Motor in der Ausgangskonfiguration unterhalb des ersten Rotors, jedoch über die Aufhängung beabstandet zum Rotor. Die Antriebseinheit weist den ersten Rotor auf und kann auch einen zweiten Rotor aufweisen. Dabei können sowohl der erste Rotor als auch der zweite Rotor durch den Motor angetrieben werden. Es können auch ein oder bevorzugt mehrere Tanks vorgesehen sein, welche zur Aufnahme von Treibstoff geeignet sind, um den Motor mit Treibstoff zu versorgen. Dabei können die Tanks zwischen dem ersten Rotor und dem Motor angeordnet sein, das heißt die Tanks können in einem Schwebeflugzustand des Luftfahrzeugs über dem Motor liegen. Auf diese Weise können die Tanks möglichst nahe, insbesondere näher als jedes andere Bauteil des Luftfahrzeugs, am Rotor positioniert sein, damit ein zu starkes Wandern des Schwerpunkts vermieden wird, während der Treibstoff in den Tanks verbraucht wird. Dadurch wird ein stabiler Schwebeflug weiter begünstigt. Die Tanks können zumindest teilweise in der Rumpfeinheit angeordnet sein.The motor of the drive unit can be arranged in that half of the fuselage unit which lies in the region of the first end of the fuselage unit. Thus, in the initial configuration, the motor is below the first rotor but spaced from the rotor by the suspension. The drive unit has the first rotor and may also have a second rotor. In this case, both the first rotor and the second rotor can be driven by the motor. It may also be provided one or preferably a plurality of tanks, which are suitable for receiving fuel to supply the engine with fuel. In this case, the tanks can be arranged between the first rotor and the engine, that is, the tanks can lie in a hovering state of the aircraft over the engine. In this way, the tanks may be positioned as close as possible, in particular closer than any other component of the aircraft, to the rotor so as to avoid over-centering of the center of gravity while the fuel in the tanks is being consumed. This further promotes stable hovering. The tanks may be at least partially disposed in the fuselage unit.
Durch die Antriebseinheit kann eine Vortriebskraft bzw. eine Auftriebskraft auf das Luftfahrzeug ausgeübt werden. Die Vortriebskraft zieht sozusagen das Luftfahrzeug von der Erdoberfläche weg und entfernt es von dieser, so dass das Luftfahrzeug in einen Flugzustand übergehen kann. Mit Hilfe des ersten Rotors kann sich das Luftfahrzeug über einen bestimmten Referenzpunkt auf der Erdoberfläche positionieren und anschließend über diesem Punkt für einen vorbestimmten Zeitraum verweilen. Mit anderen Worten kann das Luftfahrzeug dazu ausgeführt sein, eine Flugbewegung mit einer Relativbewegung bezüglich der Erdoberfläche auszuführen, aber auch einen Schwebeflug ohne Relativbewegung gegenüber der Erdoberfläche auszuführen. Um das Luftfahrzeug relativ zur Erdoberfläche zu bewegen, kann der erste Rotor gegenüber der Längsachse der Rumpfeinheit gekippt werden, so dass die Rotationsachse des ersten Rotors gegenüber der Längsachse der Rumpfeinheit verkippt ist.By the drive unit, a propulsion force or a buoyancy force can be exerted on the aircraft. The propulsion force, as it were, pulls the aircraft away from the earth's surface and removes it, allowing the aircraft to enter a flight condition. With the aid of the first rotor, the aircraft can position itself above a certain reference point on the earth's surface and then stay above this point for a predetermined period of time. In other words, the aircraft may be designed to perform a flight movement with a relative movement with respect to the earth's surface, but also perform a hover flight without relative movement relative to the earth's surface. In order to move the aircraft relative to the earth's surface, the first rotor may be tilted with respect to the longitudinal axis of the fuselage unit, such that the axis of rotation of the first rotor is tilted with respect to the longitudinal axis of the fuselage unit.
Die Rumpfeinheit kann eine längliche Form aufweisen. Beispielswiese ist eine Längsausdehnung entlang der Längsachse der Rumpfeinheit zumindest doppelt so groß wie ein Durchmesser der Rumpfeinheit. Vorzugsweise ist die Längsausdehnung der Rumpfeinheit zumindest dreimal so groß wie der Durchmesser der Rumpfeinheit. Die Rumpfeinheit weist bezüglich ihrer Längsachse und/oder bezüglich der Rotationsachse des ersten Rotors eine rotationssymmetrische Form auf. Vorzugsweise weist die Rumpfeinheit zumindest teilwiese eine Zylinderform auf, wobei sich der Zylinder entlang der Rotationsachse des ersten Rotors und/oder der Längsachse der Rumpfeinheit erstreckt. Die Rumpfeinheit kann damit als eine Art zylindrische Box angesehen werden. Die Rumpfeinheit kann zur Aufnahme und Beförderung einer Person geeignet sein.The trunk unit may have an elongated shape. For example, a longitudinal extent along the longitudinal axis of the fuselage unit is at least twice as large as a diameter of the fuselage unit. Preferably, the longitudinal extent of the fuselage unit is at least three times as large as the diameter of the fuselage unit. The fuselage unit has a rotationally symmetrical shape with respect to its longitudinal axis and / or with respect to the axis of rotation of the first rotor. Preferably, the body unit has at least partially a cylindrical shape, wherein the cylinder extends along the axis of rotation of the first rotor and / or the longitudinal axis of the body unit. The fuselage unit can thus be regarded as a kind of cylindrical box. The hull unit may be suitable for receiving and transporting a person.
Die Rumpfeinheit weist ein erstes Ende auf, welches dem ersten Rotor zugewandt ist. Die Rumpfeinheit weist auch ein zweites Ende auf, welches von dem ersten Rotor abgewandt ist. Die Rumpfeinheit weist zum Beispiel Verkleidungsteile oder eine Hülle auf, so dass die Rumpfeinheit ein zur Umgebung abgeschlossenes Bauteil sein kann. Die Verkleidungsteile können lösbar an der Rumpfeinheit befestigt sein. Ferner kann die Rumpfeinheit eine Stützstruktur aufweisen, an welcher die Verkleidungsteile befestigt sind. Die Antriebseinheit kann zumindest teilweise durch die Verkleidungsteile der Rumpfeinheit verkleidet sein. Insbesondere ist der Motor durch die Verkleidungsteile der Rumpfeinheit verkleidet und der erste Rotor ist nicht verkleidet. Die Rumpfeinheit weist also eine Verkleidung auf, welche die innerhalb der Rumpfeinheit angeordneten Bauteile vor äußeren Einflüssen schützt. Ferner kann durch die Verkleidung eine verbesserte Aerodynamik, insbesondere in Bezug auf die durch den Rotor beschleunigte Luft (sog. downwash) bereitgestellt werden. Innerhalb der Verkleidung können der Motor, die Erfassungseinheit, Stützstrukturen und/oder Tanks angeordnet sein. Die Verkleidung der Rumpfeinheit kann eine Sandwich-Bauweise aufweisen. Die dafür erforderlichen Paneele können Aramid-Fasern aufweisen, um somit einen Schutz vor Steinschlag bereitzustellen. Neben den Aramid-Fasern kann die Sandwichstruktur einen Schaumkern aufweisen. Reparaturen von beschädigten Verkleidungs- bzw. Außenhautteilen können mittels Auflaminieren von neuen Schichten mit Aramid-Fasern durchgeführt werdenThe body unit has a first end facing the first rotor. The hull unit also has a second end which faces away from the first rotor. The fuselage unit has, for example, covering parts or a shell, so that the fuselage unit can be a component that is closed to the environment. The trim parts may be releasably attached to the fuselage unit. Furthermore, the hull unit may have a support structure to which the trim parts are attached. The drive unit may be at least partially covered by the trim parts of the fuselage unit. In particular, the engine is through the lining parts of the hull unit clad and the first rotor is not covered. The hull unit thus has a lining which protects the components arranged inside the hull unit from external influences. Furthermore, the fairing can provide improved aerodynamics, in particular with regard to the air accelerated by the rotor (so-called downwash). Within the panel, the engine, the detection unit, support structures and / or tanks may be arranged. The fairing of the fuselage unit may have a sandwich construction. The required panels may have aramid fibers, thus providing protection against stone chipping. In addition to the aramid fibers, the sandwich structure may have a foam core. Repairs to damaged trim panels can be made by lamination of new layers of aramid fibers
Im Bereich des ersten Endes der Rumpfeinheit ist die Aufhängung vorgesehen, welche den ersten Rotor bewegbar an der Rumpfeinheit befestigt. Die bewegbare Befestigung erfolgt beispielsweise über einen Taumelmechanismus. Die Aufhängung kann aus der Rumpfeinheit herausragen, um somit den Abstand zwischen dem ersten Ende der Rumpfeinheit und dem ersten Rotor zu überbrücken. Die Beabstandung des ersten Rotors von dem ersten Ende der Rumpfeinheit entlang der Rotationsachse über die Aufhängung kann daher als eine Art hängende Konfiguration verstanden werden, bei der die Rumpfeinheit quasi an dem ersten Rotor hängt.In the region of the first end of the fuselage unit, the suspension is provided, which movably fixes the first rotor to the fuselage unit. The movable attachment takes place for example via a tumbling mechanism. The suspension may protrude from the fuselage unit, thus bridging the distance between the first end of the fuselage unit and the first rotor. The spacing of the first rotor from the first end of the fuselage unit along the axis of rotation via the suspension can therefore be understood as a type of hanging configuration in which the fuselage unit is suspended, as it were, on the first rotor.
Im Bereich des zweiten Endes der Rumpfeinheit ist die Erfassungseinheit vorgesehen. Die Erfassungseinheit kann dabei innerhalb der Verkleidung der Rumpfeinheit vorgesehen sein, um von Umgebungseinflüssen geschützt zu sein und um die Aerodynamik zu verbessern. Die Erfassungseinheit ist zum Beispiel eine Sensoreinheit zum Detektieren von Signalen aus der Umgebung des Luftfahrzeugs. Die Erfassungseinheit kann eine Kamera zum Empfang von optischen Signalen oder eine Radareinheit zum Empfang elektromagnetischer Signale, insbesondere Funkwellen sein. Die Kamera kann optische Signale im sichtbaren und/oder im Infrarotbereich empfangen und verarbeiten.In the region of the second end of the fuselage unit, the detection unit is provided. The detection unit may be provided within the casing of the fuselage unit to be protected from environmental influences and to improve the aerodynamics. The detection unit is, for example, a sensor unit for detecting signals from the surroundings of the aircraft. The detection unit may be a camera for receiving optical signals or a radar unit for receiving electromagnetic signals, in particular radio waves. The camera can receive and process optical signals in the visible and / or infrared range.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung liegt ein Schwerpunkt des Luftfahrzeugs auf der Rotationsachse des ersten Rotors, wenn sich das Luftfahrzeug in einer Ausgangskonfiguration befindet, bei der die Rotationsachse des ersten Rotors gegenüber der Längsachse der Rumpfeinheit nicht verkippt ist.According to one embodiment of the invention, a center of gravity of the aircraft is located on the axis of rotation of the first rotor when the aircraft is in an initial configuration in which the axis of rotation of the first rotor is not tilted with respect to the longitudinal axis of the fuselage unit.
Dadurch kann eine koaxiale Anordnung des ersten Rotors mit der rotationssymmetrischen Rumpfeinheit bereitgestellt werden, bei der die Schwebeflugeigenschaften weiter verbessert werden. Die Rotationsachse des ersten Rotors kann also in der Ausgangskonfiguration auch eine Rotationsachse bzw. eine Längsachse der rotationssymmetrischen Rumpfeinheit sein. Durch eine solche symmetrische und koaxiale Konfiguration des Luftfahrzeugs können nachteilige Steuerungseffekte im Schwebeflug vermieden werden. Insbesondere ist eine Gegensteuerung zum Ausgleich einer leichten Relativbewegung des Luftfahrzeugs bezüglich der Erdoberfläche kaum noch erforderlich. Die Schwebeflugeffizienz wird weiterhin dadurch verbessert, dass ein zweiter, koaxial zum ersten Rotor angeordneter Rotor, vorgesehen wird, der sich entgegengesetzt zum ersten Rotor dreht. Dadurch kann ein durch den ersten Rotor entstehendes, auf das Luftfahrzeug wirkendes Drehmoment ausgeglichen werden, so dass quasi keine Relativbewegung zwischen dem Referenzpunkt der Erdoberfläche und dem Luftfahrzeug mehr stattfindet. As a result, a coaxial arrangement of the first rotor with the rotationally symmetrical body unit can be provided, in which the hovering properties are further improved. The rotation axis of the first rotor can therefore also be an axis of rotation or a longitudinal axis of the rotationally symmetrical body unit in the initial configuration. By such a symmetrical and coaxial configuration of the aircraft, adverse control effects in hovering can be avoided. In particular, a counter-control to compensate for a slight relative movement of the aircraft with respect to the earth's surface is barely necessary. The hovering efficiency is further improved by providing a second rotor coaxial with the first rotor, which rotates counter to the first rotor. As a result, a torque acting on the aircraft can be compensated for by the first rotor, so that virtually no relative movement takes place between the reference point of the earth's surface and the aircraft.
Nicht zuletzt wird dadurch ermöglicht, dass kein Heckausleger oder Heckrotor benötigt wird und somit Gewicht eingespart werden kann.Last but not least, this makes it possible that no tail boom or tail rotor is needed and thus weight can be saved.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist die Erfassungseinheit dazu ausgeführt, ein optisches Signal oder ein elektromagnetisches Signal zu empfangen. Es kann vorgesehen sein, dass die Erfassungseinheit sowohl zum Empfang eines optischen Signals als auch zum Empfang eines elektromagnetischen Signals ausgeführt ist.According to a further embodiment of the invention, the detection unit is designed to receive an optical signal or an electromagnetic signal. It can be provided that the detection unit is designed both for receiving an optical signal and for receiving an electromagnetic signal.
Die Erfassungseinheit kann also eine Kamera sein, die zum Empfang des optischen Signals ausgeführt ist. Ferner kann die Erfassungseinheit eine Radareinheit sein, die zum Empfang des elektromagnetischen Signals ausgeführt ist. Damit ist es möglich, das Luftfahrzeug als Minensuchgerät einzusetzen, was von Vorteil ist, da das Luftfahrzeug als unbemannte Konfiguration autonom oder ferngesteuert betrieben werden kann. Die Erfassungseinheit ist in diesem Fall ein Minendetektor, der mittels Radarsignale Minen auf der Erdoberfläche orten kann. Dabei wird die Erdoberfläche durch die Erfassungseinheit systematisch abgescannt, so dass bei Erkennung einer Mine ein Warnsignal ausgegeben werden kann, beispielsweise an eine Bodenstation.The detection unit can thus be a camera which is designed to receive the optical signal. Further, the detection unit may be a radar unit configured to receive the electromagnetic signal. This makes it possible to use the aircraft as a mine detector, which is advantageous because the aircraft can be operated as an unmanned configuration autonomously or remotely controlled. The detection unit is in this case a mine detector, which can locate by means of radar signals mines on the earth's surface. In this case, the earth's surface is systematically scanned by the detection unit, so that when a mine is detected, a warning signal can be output, for example to a ground station.
Ferner kann das Luftfahrzeug als Rettungsgerät in Notfällen, beispielsweise als Transportmittel in schwer zugänglichen Regionen eingesetzt werden. Ebenfalls möglich ist der Einsatz des Luftfahrzeugs als Suchgerät zum Aufspüren von vermissten Personen in schwerzugänglichem Terrain. Beispielsweise ist der Einsatz des Luftfahrzeugs zum Aufspüren von Personen in einem Erdbebengebiet von Vorteil, da mit dem Luftfahrzeug schwer zugängliche Regionen erreicht werden können und somit die Gefahr weiterer Personenschäden vermieden werden kann. Über die Erfassungseinheit kann eine drahtlose Kommunikation zwischen dem Luftfahrzeug und einer Bodenstation erfolgen, um Rettungskräfte bei ihrem Einsatz im Erdbebengebiet zu koordinieren.Furthermore, the aircraft can be used as a rescue device in emergencies, for example as a means of transport in hard to reach areas. Also possible is the use of the aircraft as a search device to detect missing persons in hard-to-reach terrain. For example, the use of the aircraft to track people in an earthquake area is advantageous because the aircraft can be used to reach hard-to-reach regions and thus avoid the risk of further personal injury. About the detection unit can be a wireless Communication between the aircraft and a ground station is made to coordinate rescue workers in their deployment in the earthquake area.
Zudem kann das Luftfahrzeug als Flutlichtanlage eingesetzt werden. Hierfür kann eine entsprechende Beleuchtungseinheit am Luftfahrzeug, insbesondere an der Rumpfeinheit vorgesehen sein. Es kann eine Hochleistungs-LED am Luftfahrzeug vorgesehen sein, beispielsweise mit einer Leistung von 1 kW.In addition, the aircraft can be used as a floodlight system. For this purpose, a corresponding illumination unit may be provided on the aircraft, in particular on the fuselage unit. There may be a high power LED on the aircraft, for example, with a power of 1 kW.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung stellt das erste Ende der Rumpfeinheit im Schwebeflugzustand das der Erdoberfläche abgewandte Ende der Rumpfeinheit dar und/oder das zweite Ende der Rumpfeinheit stellt im Schwebeflugzustand das der Erdoberfläche zugewandte Ende der Rumpfeinheit dar.According to a further embodiment of the invention, the first end of the fuselage unit in the hovering state represents the end of the fuselage unit facing away from the earth's surface and / or the second end of the fuselage unit in the hovering position represents the end of the fuselage unit facing the earth's surface.
Die Rumpfeinheit ist über die Aufhängung sozusagen an den ersten Rotor gehängt, so dass das zweite Ende der Rumpfeinheit in Richtung der Erdoberfläche zeigt. Dadurch kann der Abstand der Erfassungseinheit, welche im Bereich des zweiten Endes der Rumpfeinheit vorgesehen ist, so gewählt werden, dass störende Einflüsse des ersten Rotors oder der Antriebseinheit insgesamt auf den Empfang durch die Erfassungseinheit weitgehend unterbunden werden. Mit anderen Worten können durch die Erfassungseinheit Empfangssignale ungestört über einen großen Bereich aus der Umgebung des Luftfahrzeugs empfangen werden.The hull unit is hung on the suspension so to speak on the first rotor, so that the second end of the fuselage unit points in the direction of the earth's surface. Thereby, the distance of the detection unit, which is provided in the region of the second end of the fuselage unit, be chosen so that disturbing influences of the first rotor or the drive unit as a whole are largely prevented from receiving by the detection unit. In other words, the detection unit can receive received signals undisturbed over a large area from the surroundings of the aircraft.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist der erste Rotor zumindest zwei Rotorblätter auf, deren Profilform über eine Längsausdehnungsrichtung der Rotorblätter unverändert bleibt.According to a further embodiment of the invention, the first rotor has at least two rotor blades whose profile shape remains unchanged over a longitudinal extension direction of the rotor blades.
Die Längsausdehnungsrichtung der Rotorblätter ist dabei zum Beispiel die Haupterstreckungsrichtung der beiden Rotorblätter, das heißt diejenige Erstreckungsrichtung, entlang welcher sich die beiden Rotorblätter erstrecken. Jedes einzelne Rotorblatt weist eine aerodynamische Profilform auf, welche einen Auftrieb erzeugen kann. Die Form dieses aerodynamischen Profils verändert sich entlang der Längsausdehnungsrichtung bzw. der Haupterstreckungsrichtung nicht. Jedoch ist es möglich, dass sich die Querschnittsfläche entlang der Längsausdehnungsrichtung verändert.The longitudinal extension direction of the rotor blades is, for example, the main direction of extension of the two rotor blades, that is to say that direction of extension along which the two rotor blades extend. Each individual rotor blade has an aerodynamic profile shape, which can generate a lift. The shape of this aerodynamic profile does not change along the longitudinal extension direction or the main extension direction. However, it is possible that the cross-sectional area changes along the longitudinal extension direction.
Diese Konfiguration von Rotorblättern reduziert Lärmemissionen und stellt zudem einen einfach aufgebauten Mechanismus dar. Es ist aufgrund der Symmetrie des Gesamtsystems kein zusätzlicher Heckrotor zum Ausgleich von Drehmomenten oder anderen systeminhärenten, unerwünschten Bewegungen notwendig.This configuration of rotor blades reduces noise emissions and also provides a simple mechanism. Due to the symmetry of the overall system, there is no need for an additional tail rotor to compensate for torques or other system inherent unwanted movements.
Die Rotorblätter sind zum Beispiel aus kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff gefertigt. Dabei können die Rotorblätter aus kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff und einem Schaumkern mittels eines Harzinjektionsverfahrens hergestellt sein.The rotor blades are made of carbon fiber reinforced plastic, for example. In this case, the rotor blades may be made of carbon fiber reinforced plastic and a foam core by means of a Harzinjektionsverfahrens.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung verringert sich eine Querschnittsfläche der Profilform der Rotorblätter in der Längsausdehnungsrichtung der Rotorblätter ausgehend von der Rotationsachse.According to a further embodiment of the invention, a cross-sectional area of the profile shape of the rotor blades in the longitudinal extension direction of the rotor blades decreases starting from the axis of rotation.
Dadurch kann über die gesamte Länge der Rotorblätter ein nach außen, das heißt zur Rotorblattspitze linear ansteigender Auftrieb bzw. Schub erreicht werden. Insbesondere kann zusammen mit einer bestimmten Verwindung des Rotorblattprofils um die Längsausdehnungsrichtung ein gleichmäßiger Auftrieb pro Flächeneinheit eines Rotorblatts erreicht werden.This can be achieved over the entire length of the rotor blades to the outside, that is to the rotor blade tip linearly increasing buoyancy or thrust. In particular, a uniform lift per unit area of a rotor blade can be achieved together with a specific twisting of the rotor blade profile about the longitudinal expansion direction.
Das bedeutet, dass ein Querschnittsprofil des Rotorblattes, welches nahe an der Rotationsachse des ersten Rotors liegt, eine größere Querschnittsfläche aufweist als ein weiter entfernt zur Rotationsachse liegendes Querschnittsprofil, wobei die Form der Querschnittsprofile stets gleich ist. Das Querschnittsprofil der Rotorblätter ist somit entlang der Längsausdehnungsrichtung skaliert.This means that a cross-sectional profile of the rotor blade, which is close to the axis of rotation of the first rotor, has a larger cross-sectional area than a lying further away from the axis of rotation cross-sectional profile, the shape of the cross-sectional profiles is always the same. The cross-sectional profile of the rotor blades is thus scaled along the longitudinal extension direction.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung sind die beiden Rotorblätter des ersten Rotors mit zunehmender Entfernung zur Rotationsachse des ersten Rotors um die Längsausdehnungsrichtung verwunden.According to a further embodiment of the invention, the two rotor blades of the first rotor are wound around the longitudinal extension direction with increasing distance to the axis of rotation of the first rotor.
Damit kann ein gleichmäßiger Auftrieb pro Flächeneinheit eines Rotorblatts erreicht werden. Mit anderen Worten kann dadurch ein Geschwindigkeitsprofil der durch den Rotor beschleunigten Luft erreicht werden, bei dem die Geschwindigkeit der beschleunigten Luft über die gesamte Länge eines Rotorblattes etwa konstant ist.Thus, a uniform buoyancy per unit area of a rotor blade can be achieved. In other words, this allows a speed profile of the air accelerated by the rotor to be achieved, in which the speed of the accelerated air is approximately constant over the entire length of a rotor blade.
Verwindung bedeutet dabei, dass sich der Anstellwinkel eines Rotorblattes über die Längsausdehnungsrichtung verändert. Beispielsweise verringert sich der Anstellwinkel des Rotorblattprofils ausgehend von der Rotationsachse des ersten Rotors entlang der Längsausdehnungsrichtung.Twisting means that the angle of attack of a rotor blade changes over the longitudinal extension direction. For example, the angle of attack of the rotor blade profile decreases starting from the axis of rotation of the first rotor along the longitudinal extension direction.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist die Aufhängung zur Kopplung des ersten Endes der Rumpfeinheit mit dem ersten Rotor einen Taumelmechanismus auf.According to a further embodiment of the invention, the suspension for coupling the first end of the fuselage unit to the first rotor comprises a wobble mechanism.
Dadurch kann eine bewegliche Befestigung des ersten Rotors an der Rumpfeinheit erreicht werden, so dass das Luftfahrzeug in seiner Bewegungsrichtung gegenüber der Erdoberfläche gesteuert werden kann. Es kann somit eine Relativbewegung des Luftfahrzeugs bezüglich der Erdoberfläche ermöglicht werden, indem der erste Rotor beispielsweise gegenüber der Längsachse der Rumpfeinheit verschwenkt bzw. verkippt wird. Der Taumelmechanismus kann eine Taumelscheibe, vorzugsweise jedoch zwei Taumelscheiben aufweisen. Ferner kann der Taumelmechanismus einen Rotormast aufweisen. Die erste Taumelscheibe ist um den Rotormast gelagert, lässt sich axial zum Rotormast verschieben und quer zum Rotormast neigen. Dadurch kann eine zyklische Neigungssteuerung des ersten Rotors bereitgestellt werden. Der Taumelmechanismus des ersten Rotors kann auch eine zweite Taumelscheibe aufweisen, die lediglich axial zum Rotormast verschiebbar ist. Es kann daher vorgesehen sein, dass lediglich eine kollektive Verstellung des ersten Rotors möglich ist.Thereby, a movable attachment of the first rotor to the fuselage unit can be achieved, so that the aircraft is controlled in its direction of movement relative to the earth's surface can be. Thus, a relative movement of the aircraft with respect to the earth's surface can be made possible by the first rotor being pivoted or tilted, for example, with respect to the longitudinal axis of the fuselage unit. The wobble mechanism may comprise a swash plate, but preferably two swash plates. Furthermore, the tumbling mechanism may comprise a rotor mast. The first swash plate is mounted around the rotor mast, can be moved axially to the rotor mast and tend transversely to the rotor mast. Thereby, a cyclic tilt control of the first rotor can be provided. The wobble mechanism of the first rotor may also have a second swash plate which is only axially displaceable to the rotor mast. It can therefore be provided that only a collective adjustment of the first rotor is possible.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist das Luftfahrzeug einen zweiten Rotor auf, welcher koaxial zum ersten Rotor angeordnet ist. Der zweite Rotor ist über die Aufhängung an der Rumpfeinheit derart gekoppelt ist, dass die Rumpfeinheit zum zweiten Rotor entlang der Rotationsachse beabstandet ist. Eine Drehrichtung des ersten Rotors ist zu einer Drehrichtung des zweiten Rotors gegenläufig. Sämtliche zuvor genannten Eigenschaften in Bezug auf den ersten Rotor gelten auch für den zweiten Rotor.According to a further embodiment of the invention, the aircraft has a second rotor, which is arranged coaxially with the first rotor. The second rotor is coupled via the suspension to the fuselage unit such that the fuselage unit is spaced from the second rotor along the axis of rotation. A rotational direction of the first rotor is opposite to a direction of rotation of the second rotor. All of the aforementioned properties with respect to the first rotor also apply to the second rotor.
Der zweite Rotor kann dabei zwischen der Rumpfeinheit und dem ersten Rotor angeordnet sein. Durch sich gegenläufig drehende Rotoren wird erreicht, dass ein durch die Drehung des ersten Rotors erzeugtes Drehmoment mittels des zweiten Rotors ausgeglichen werden kann und umgekehrt. Dadurch kann ein ruhiger Schwebeflugzustand erreicht werden, bei dem keine steuerungsgebundenen Gegenbewegungen ausgeführt werden müssen, sei es durch aerodynamische Steuerbewegungen oder durch eine antriebsgebundene Steuerung. Mit anderen Worten kann allein durch die koaxiale Anordnung der beider Rotoren und der rotationssymmetrischen Rumpfeinheit eine Konfiguration bereitgestellt werden, bei der Ausgleichssteuerbewegungen nicht erforderlich sind, um das Luftfahrzeug in einer konstanten Position zum Referenzpunkt auf der Erdoberfläche zu halten.The second rotor can be arranged between the fuselage unit and the first rotor. By counter rotating rotors is achieved that a generated by the rotation of the first rotor torque can be compensated by means of the second rotor and vice versa. As a result, a quiet hovering state can be achieved, in which no control-related countermovements must be carried out, be it by aerodynamic control movements or by a drive-based control. In other words, only the coaxial arrangement of the two rotors and the rotationally symmetric trunk unit can provide a configuration in which balance control motions are not required to keep the aircraft in a constant position relative to the reference point on the earth's surface.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist die Aufhängung zur Kopplung des ersten Endes der Rumpfeinheit mit dem zweiten Rotor einen Taumelmechanismus auf.According to a further embodiment of the invention, the suspension for coupling the first end of the fuselage unit to the second rotor has a wobble mechanism.
Dadurch kann wie beim ersten Rotor eine bewegliche Befestigung des zweiten Rotors an der Rumpfeinheit erreicht werden, so dass das Luftfahrzeug in seiner Bewegungsrichtung gegenüber der Erdoberfläche gesteuert werden kann. Es kann somit eine Relativbewegung des Luftfahrzeugs bezüglich der Erdoberfläche ermöglicht werden, indem der zweite Rotor beispielsweise gegenüber der Längsachse der Rumpfeinheit verschwenkt bzw. verkippt wird. Dabei kann vorgesehen sein, dass lediglich die Rotorblätter, das heißt eine Achse, die zwischen Rotorblattfuß und Rotorblattspitze verläuft, gegenüber der Längsachse verkippt wird. Dadurch kann auch eine zyklische Neigungssteuerung des zweiten Rotors bereitgestellt werden.As a result, as with the first rotor, a movable attachment of the second rotor to the fuselage unit can be achieved so that the aircraft can be controlled in its direction of movement relative to the earth's surface. Thus, a relative movement of the aircraft with respect to the earth's surface can be made possible by the second rotor being pivoted or tilted, for example, with respect to the longitudinal axis of the fuselage unit. It can be provided that only the rotor blades, that is, an axis which extends between the rotor blade root and rotor blade tip, is tilted relative to the longitudinal axis. Thereby, a cyclic tilt control of the second rotor can be provided.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist die Antriebseinheit einen Verbrennungsmotor auf, welcher zumindest teilwiese innerhalb der Rumpfeinheit angeordnet ist.According to a further embodiment of the invention, the drive unit has an internal combustion engine, which is arranged at least partially within the fuselage unit.
Vorzugsweise weist die Antriebseinheit einen Kolbenmotor auf. Die Antriebseinheit kann einen Dieselmotor aufweisen. Der Motor kann eine Leistung von mindestens 100kW, vorzugsweise 110 kW bereitstellen. Beispielsweise beträgt das Gewicht des Motors nicht mehr als 100 kg, vorzugsweise nicht mehr als 85 kg, insbesondere 84 kg. Der Motor kann innerhalb der Rumpfeinheit angeordnet sein, so dass lediglich die Aufhängung zur Kopplung des Motors mit dem ersten und dem zweiten Rotor teilweise außerhalb der Rumpfeinheit angeordnet ist.Preferably, the drive unit has a piston engine. The drive unit may have a diesel engine. The engine can provide a power of at least 100kW, preferably 110kW. For example, the weight of the engine is not more than 100 kg, preferably not more than 85 kg, especially 84 kg. The motor may be disposed within the fuselage unit such that only the suspension for coupling the motor to the first and second rotors is disposed partially outside the fuselage unit.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist das Luftfahrzeug ferner eine Manteleinheit auf, welche zumindest teilweise eine Zylinderform aufweist, die um den ersten Rotor herum angeordnet ist.According to a further embodiment of the invention, the aircraft further comprises a jacket unit which at least partially has a cylindrical shape which is arranged around the first rotor.
Die Manteleinheit kann kreisförmig bzw. ringförmig ausgebildet sein und sich um den ersten Rotor und um den zweiten Rotor herum erstrecken. Ein Querschnittsprofil der Manteleinheit weist zum Beispiel eine gebogene Kontur auf. Die Manteleinheit ist teilweise zylinderförmig ausgeführt und kann weiterhin einen trichterförmigen Abschnitt aufweisen. Beispielsweise schließt sich an den zylinderförmigen Abschnitt der Manteleinheit ein nach außen gebogener Abschnitt an, so dass der Eindruck eines Trichters entsteht. Die Manteleinheit kann aus einem Faserverbundmaterial oder aus einem Kunststoff gefertigt sein. Vorzugsweise ist die Manteleinheit aus einem kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff gefertigt. Ferner kann die Manteleinheit in einer Sandwich-Bauweise gefertigt sein, wobei ein Kohlenstoff-Schaumkern oder ein Schaumkern eines anderen Materials zwischen zwei dünnen kohlenstofffaserverstärkten Platten vorgesehen sein kann. Dadurch kann eine hohe Biegefestigkeit der Manteleinheit erreicht werden. Die Manteleinheit kann eine aerodynamisch glatte Oberfläche aufweisen.The jacket unit may be circular or annular and extend around the first rotor and around the second rotor. A cross-sectional profile of the jacket unit has, for example, a curved contour. The jacket unit is partially cylindrical and may further comprise a funnel-shaped portion. By way of example, an outwardly bent section adjoins the cylindrical section of the jacket unit, so that the impression of a funnel is created. The jacket unit may be made of a fiber composite material or of a plastic. Preferably, the jacket unit is made of a carbon fiber reinforced plastic. Further, the shell unit may be made in a sandwich construction, wherein a carbon foam core or a foam core of another material may be provided between two thin carbon fiber reinforced panels. As a result, a high bending strength of the jacket unit can be achieved. The jacket unit can have an aerodynamically smooth surface.
Durch die Manteleinheit kann aufgrund der ihrer besonderen Form eine verringerte Geräuschemission erreicht werden und die Effizienz der Antriebseinheit insgesamt erhöht werden. Zudem wird die Sicherheit erhöht, da drehende Rotorteile durch die Manteleinheit abgeschirmt sind. Der Druckabfall im Bereich des trichterförmigen Abschnitts, das heißt am Einlass der Manteleinheit, bewirkt einen zusätzlichen Auftrieb. Die Manteleinheit weist insbesondere keinen Diffuser auf.Due to the special shape of the shell unit, a reduced noise emission can be achieved and the efficiency of the Drive unit can be increased in total. In addition, the safety is increased because rotating rotor parts are shielded by the shell unit. The pressure drop in the region of the funnel-shaped section, that is, at the inlet of the shell unit, causes an additional buoyancy. The jacket unit has in particular no diffuser.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist die Manteleinheit über eine Fachwerkstruktur an der Rumpfeinheit befestigt.According to a further embodiment of the invention, the jacket unit is fastened to the fuselage unit via a truss structure.
Für die Fachwerkstruktur kann eine Leichtbauweise verwendet werden. Die Fachwerkstruktur kann aus einem Faserverbundwerkstoff, insbesondere aus Kohlenstofffaserverbundwerkstoff oder einem Kunststoff gefertigt sein. Vorzugsweise ist die Fachwerkstruktur jedoch aus einem Metall gefertigt. Insbesondere kommt hierfür ein Leichtmetall wie Aluminium oder eine Aluminiumlegierung in Frage. Es kann jedoch auch Stahl verwendet werden. Die Fachwerkstruktur kann an der Stützstruktur der Rumpfeinheit befestigt sein. Die Fachwerkstruktur kann in derjenigen Hälfte der länglichen Rumpfeinheit befestigt sein, in der sich das erste Ende der Rumpfeinheit befindet. Somit kann ein ausreichender Abstand zwischen der Erfassungseinheit und der Fachwerkstruktur bereitgestellt werden, so dass ein ungestörter Empfang von Signalen gewährleistet werden kann. Die Fachwerkstruktur kann röhrenförmige Elemente oder stabförmige Elemente aufweisen, welche durch Schweißverbindungen miteinander verbunden sind.For the truss structure a lightweight construction can be used. The truss structure may be made of a fiber composite material, in particular of carbon fiber composite material or a plastic. However, the truss structure is preferably made of a metal. In particular, this is a light metal such as aluminum or an aluminum alloy in question. However, steel can also be used. The truss structure may be attached to the support structure of the fuselage unit. The framework structure may be mounted in that half of the elongated body unit in which the first end of the body unit is located. Thus, a sufficient distance between the detection unit and the framework structure can be provided, so that an undisturbed reception of signals can be ensured. The truss structure may comprise tubular elements or rod-shaped elements which are interconnected by welded joints.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist das Luftfahrzeug ein Landegestell auf, welches beweglich an der Rumpfeinheit angebracht ist und dazu ausgeführt ist, das Luftfahrzeug bei der Landung auf der Erdoberfläche abzustützen.According to a further embodiment of the invention, the aircraft has a landing gear, which is movably mounted on the fuselage unit and designed to support the aircraft when landing on the earth's surface.
Das Landegestell lässt sich beispielsweise einfahren bzw. einklappen. Das Landegestell kann drei Landestützen aufweisen, wobei die drei Stützen jeweils einklappbar sind. Die drei Stützen des Landegestells können in einer Draufsicht auf das Luftfahrzeug in einem Winkel von jeweils 120° zueinander angeordnet sein, so dass die Last gleichmäßig verteilt wird. Das Landegestell ist dazu ausgeführt, dass Luftfahrzeug derart auf der Erdoberfläche abzustützen, dass die Rumpfeinheit mit der Erdoberfläche nicht in Kontakt kommt und die Rumpfeinheit oder auch Bauteile in der Rumpfeinheit einfach zu demontieren bzw. auszutauschen oder zu warten sind. Die Stützen des Landegestells können jeweils über zusätzliche Stützstreben mit der Fachwerkstruktur gekoppelt sein, um den Stützen eine bessere Stabilität zu verleihen.For example, the landing gear can be retracted or folded down. The landing gear can have three landing supports, wherein the three supports are each foldable. The three supports of the landing gear can be arranged in a plan view of the aircraft at an angle of 120 ° to each other, so that the load is evenly distributed. The landing gear is designed to support the aircraft on the earth's surface in such a way that the fuselage unit does not come into contact with the earth's surface and the hull unit or even components in the fuselage unit are easy to disassemble or to maintain. The supports of the landing gear can each be coupled via additional support struts with the framework structure in order to give the supports a better stability.
Das Landegestell kann einen Ausfallsicherungs-Mechanismus, das heißt einen sog. „failsafe mechanism“, aufweisen. Die Landestützen weisen eine stabförmige Konstruktion auf, welche einen geringen Luftwiderstand während des Fluges des Luftfahrzeugs generieren. Ferner kann das Landegestell eingeklappt werden, um somit die Sichtverhältnisse für die Erfassungseinheit, insbesondere für den Fall, dass die Erfassungseinheit eine Kamera ist, zu verbessern.The landing gear can have a fail-safe mechanism, that is to say a so-called failsafe mechanism. The landing pads have a rod-shaped construction which generates low air resistance during flight of the aircraft. Furthermore, the landing gear can be folded, so as to improve the visibility of the detection unit, in particular in the event that the detection unit is a camera.
Das Landegestell kann einen Selbstschließmechanismus aufweisen, der die Landestützen im Landezustand in Position hält. Dieser Selbstschließmechanismus kann durch eine Feder vorgespannt sein, so dass die Landestützen in einer ausgeklappten Position gehalten werden. Der Schließmechanismus kann gelöst werden, wenn die Landestützen eingeklappt werden sollen. Über einen elektrisch angesteuerten Greifzug können die Landestützen betätigt werden.The landing gear may include a self-closing mechanism that holds the landing gear in position in the landing state. This self-closing mechanism may be biased by a spring so that the landing supports are held in a deployed position. The locking mechanism can be released when the landing struts are to be folded. The landing struts can be actuated via an electrically controlled grab train.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist die Rumpfeinheit ein Radom auf, welches lösbar an dem zweiten Ende der Rumpfeinheit befestigt ist.According to a further embodiment of the invention, the body unit has a radome which is detachably attached to the second end of the body unit.
Das Radom ist eine Antennenkuppel und bildet vorzugsweise den Abschluss der Rumpfeinheit am zweiten Ende. Somit behindern keine weiteren Bauteile des Luftfahrzeugs den Empfang von Signalen aus der Umgebung. Die Erfassungseinheit kann in der Rumpfeinheit unmittelbar hinter dem Radom angeordnet sein, welches damit eine geschlossene Schutzhülle bildet, die Antennen der Erfassungseinheit für Messungen (z. B. Radarantennen) oder für Datenübertragungen (z. B. Richtfunkantennen) vor äußeren mechanischen und chemischen Einflüssen wie Wind oder Regen schützt. Das Radom kann auch als Radarkuppel bezeichnet werden. Das Radom ist für Signale zur oder von der Erfassungseinheit durchlässig bzw. transparent.The radome is an antenna dome and preferably forms the termination of the trunk unit at the second end. Thus, no other components of the aircraft hinder the reception of signals from the environment. The detection unit can be arranged in the fuselage unit immediately behind the radome, which thus forms a closed protective cover, the antennas of the detection unit for measurements (for example radar antennas) or for data transmissions (for example directional antennas) against external mechanical and chemical influences such as Wind or rain protects. The radome can also be called a radome. The radome is transparent to signals to or from the detection unit.
Figurenlistelist of figures
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1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.1 shows a perspective view of an aircraft according to an embodiment of the invention. -
2 zeigt eine Seitenansicht eines Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.2 shows a side view of an aircraft according to an embodiment of the invention. -
3 zeigt eine perspektivische Ansicht von zwei Rotoren gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.3 shows a perspective view of two rotors according to an embodiment of the invention. -
4 zeigt eine Aufhängung zur Kopplung einer Rumpfeinheit mit Rotoren gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.4 shows a suspension for coupling a hull unit with rotors according to an embodiment of the invention. -
5 zeigt eine perspektivische Ansicht eines Luftfahrzeugs mit einem teilweise eingeklappten Landegestell gemäß einem Ausfiihrungsbeispiel der Erfindung.5 shows a perspective view of an aircraft with a partially folded landing gear according to an embodiment of the invention. -
6A zeigt einen Abschnitt einer Rumpfeinheit gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.6A shows a portion of a fuselage unit according to an embodiment of the invention. -
6B zeigt einen Abschnitt einer Rumpfeinheit gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.6B shows a portion of a fuselage unit according to another embodiment of the invention. -
6C zeigt einen Abschnitt einer Rumpfeinheit gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung.6C shows a portion of a fuselage unit according to another embodiment of the invention. -
6D zeigt ein Anschlusselement gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.6D shows a connection element according to an embodiment of the invention. -
6E zeigt eine Stützstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.6E shows a support structure according to an embodiment of the invention. -
6F zeigt ein Radom gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.6F shows a radome according to an embodiment of the invention. -
7 zeigt eine Fachwerkstruktur gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.7 shows a truss structure according to an embodiment of the invention. -
8A zeigt eine Manteleinheit gemäß einem Ausfiihrungsbeispiel der Erfindung.8A shows a jacket unit according to an embodiment of the invention. -
8B zeigt ein Querschnittsprofil einer Manteleinheit gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.8B shows a cross-sectional profile of a jacket unit according to an embodiment of the invention. -
9 zeigt Rotorblätter gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.9 shows rotor blades according to an embodiment of the invention. -
10 zeigt einen Verbrennungsmotor gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.10 shows an internal combustion engine according to an embodiment of the invention. -
11 zeigt den Verlauf des Anstellwinkels zweier Rotorblätter über ihre Länge gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.11 shows the course of the angle of attack of two rotor blades over their length according to an embodiment of the invention. -
12 zeigt den Verlauf der Blatttiefe zweier Rotorblätter über ihre Länge gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.12 shows the course of the blade depth of two rotor blades over their length according to an embodiment of the invention.
Detaillierte Beschreibung beispielhafter AusführungsformenDetailed description of exemplary embodiments
Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich.The illustrations in the figures are schematic and not to scale.
Werden in der folgenden Figurenbeschreibung in verschiedenen Figuren die gleichen Bezugszeichen verwendet, so bezeichnen diese gleiche oder ähnliche Elemente. Gleiche oder ähnliche Elemente können aber auch durch unterschiedliche Bezugszeichen bezeichnet sein.If the same reference numerals are used in different figures in the following description of the figures, these designate the same or similar elements. However, identical or similar elements can also be designated by different reference symbols.
In dem in
In der Rumpfeinheit
Die Rumpfeinheit
Das Luftfahrzeug
Wie in der Seitenansicht der
Die Antriebseinheit
In
Die Manteleinheit
In
Die Rotorblätter
Der zweite Rotor
Fig. 6Fzeigt ein Radom
Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine“ oder „ein“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.In addition, it should be noted that "encompassing" does not exclude other elements or steps, and "a" or "an" does not exclude a multitude. It should also be appreciated that features or steps described with reference to any of the above embodiments may also be used in combination with other features or steps of other embodiments described above. Reference signs in the claims are not to be considered as limiting.
Claims (15)
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